CN109684697A - 一种当量损伤模型的确定方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于航空结构单机寿命监控领域，具体涉及一种当量损伤模型的确定方法。本发明的方法结合某型飞机疲劳关键部位的结构特点、所使用的材料特性以及经受的载荷/环境谱情况，以全机疲劳试验载荷谱作为基准，基于相对线性损伤累积理论，在分析对比多种当量损伤计算方法的基础上，研究确定适合该型飞机单机寿命监控的当量损伤模型，并提出了基于Gerber公式的当量损伤模型；本发明提出的方法，在满足基准谱损伤真实的基础上，使各当量损伤计算方法得到的结果与基准谱误差最小得出，可广泛应用于各种飞机单机寿命监控中当量损伤模型的综合确定。

Description

一种当量损伤模型的确定方法
技术领域
本发明属于航空疲劳领域，具体涉及一种当量损伤模型的确定方法。
背景技术
国内飞机寿命基本上按“机群寿命管理”，即所有飞机都按预先确定的寿命指标控制使用。“单机寿命管理”工作也才刚起步，但当前使用的方法较为单一、监控的软件手段较为落后，已有的手段已不能满足当前飞机结构健康监控技术的需要。在单机寿命监控工作中，最为重要的是当量损伤模型的确定。损伤模型的确定必须结合飞机实际结构形式、材料、使用情况等综合确定，这样才能够给出较为准确的寿命消耗情况，对部队单机寿命监控提供可靠的数据支持。
国内外损伤模型均为采用某单一损伤模型直接开展单机寿命监控的当量损伤计算，无法解决损伤模型和飞机实际特点结合不紧密、损伤模型预测精度不高的技术难点。同时，在开展结构健康监控或单机寿命监控时，损伤模型的适应性不强，损伤和剩余寿命的预测精度较差。
发明内容
本发明的目的是：提供一种基于全尺寸疲劳试验载荷谱的当量损伤模型的确定方法，以解决单机寿命监控中当量损伤确定过程中，损伤模型精度较差、适用性不强的技术问题。
为解决此技术问题，本发明的技术方案是：
一种当量损伤模型的确定方法，所述的当量损伤模型的确定方法包括以下步骤：
步骤一、以寿命已知的飞机疲劳定寿时的全机疲劳试验载荷谱作为基准谱；
步骤二、选择实际应用的N(大于等于2的自然数)个当量损伤模型，逐个利用当量损伤模型将基准谱中各级载荷循环变换为脉动循环，构建当量损伤模型组；
步骤三、将上一步中当量损伤模型组的每一个损伤模型得到的基准谱的重心谱代入当量损伤计算公式
分别计算不同当量脉动循环(ΔG)i下以及不同m值时，大于(ΔG)i和小于(ΔG)i的所有载荷循环所引起的当量损伤，其中(Gmax)Oi为脉动循环的最大过载，m为损伤指数，n为载荷谱中载荷循环数；
步骤四、在步骤三基础上，取载荷谱中损伤居中的一级载荷(ΔG*，R*′)，其当量脉动过载为即谱中所有过载循环中大于和小于的ΔGOi对应的当量损伤累积之和基本相同，计算可得到该级载荷循环作用下的寿命Nc所对应的当量损伤临界值为
步骤五、利用损伤等效原理，建立基准谱与等幅谱的等效关系；
步骤六、通过构造目标函数，确定m的值；
其中，构造目标函数SSE
其中m1为损伤指数的下限，mu为损伤指数的上限，Nfh为随机谱平均每飞行小时对应的等幅载荷循环数；Bh为损伤居中的一级载荷的当量损伤；Ah为基准谱的当量损伤；
步骤七、在步骤六确定损伤指数m的基础上，带入步骤二构建的当量损伤模型组，得到最优的当量损伤模型。
所述的步骤五具体为：建立载荷循环与随机谱的等效关系，即寿命相当的条件下，损伤相当，即满足
Ah＝NfhBh
其中
Nfh为随机谱平均每飞行小时对应的等幅载荷循环数，TO为每个谱块的飞行小时。对任一关键部位指定的m值，该式严格成立。
所述的步骤六中目标函数SSE中确定m值的具体方法为：
由最小值条件可解出Nfh值：
并得到Nfh对应的m值，即综合考虑了多个关键部位的通用损伤指数m值。
所述的步骤七具体为：
在步骤六确定损伤指数m的基础上，以步骤一中的基准谱的原始损伤作为基准，与步骤二中构建的当量损伤模型组中各当量损伤模型计算方法得到的当量损伤进行分析、比较，选择其中损伤与基准谱损伤误差最小的作为单机寿命监控中当量损伤模型的计算公式。
所述的步骤二中的N为大于等于2的自然数。
所述的步骤二中的当量损伤模型还包括如下模型：
按等寿命变换曲线中的Gerber公式计算每级载荷循环对应的脉动循环，
其中，A’、B’、C’系数分别为
其中Gjx为飞机设计载荷对应的过载，Ri为应力比,(ΔG)i＝(Gmax)i-(Gmin)i为每级载荷增量，(Gmax)i为每级载荷最大过载，(Gmin)i为每级载荷最小过载。
本发明的有益效果是：
本发明结合全机疲劳试验载荷谱，确定了综合考虑多个关键部位的最优损伤模型，解决了损伤模型和飞机实际特点结合不紧密、损伤模型预测精度不高的技术难点。本发明所提出的单机寿命监控中当量损伤模型的综合确定方法，是在满足基准谱损伤真实的基础上，使各当量损伤计算方法得到的结果与基准谱误差最小得到的，可广泛应用于各种飞机单机寿命监控中当量损伤模型的综合确定。本发明所提出的当量损伤模型综合确定方法便于计算机编程实现自动化计算，可用于迅速准确地确定单机寿命监控中当量损伤模型。
附图说明
图1为当量损伤模型确定流程图；
图2为损伤居中当量脉动过载与损伤指数之间关系示意图；
图3为Nfh和考虑多个关键部位的损伤指数m的关系示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明做进一步说明：
如图1所示，为当量损伤模型确定流程图。给出了实施例中用到的参数。
如图2所示，为损伤居中当量脉动过载与损伤指数之间关系示意图。给出了实施例中用到的参数。
如图3所示，为Nfh和考虑多个关键部位的损伤指数m的关系示意图。给出了实施例中用到的参数。
本发明所提出的单机寿命监控中当量损伤模型的综合确定方法具体步骤如下：
步骤一、以寿命已知的飞机疲劳定寿时的全机疲劳试验载荷谱作为基准谱，给出某起落载荷谱数据见表1；
表1基准谱载荷谱数据示意图
序号 N<sub>ZE</sub> 序号 N<sub>ZE</sub> 序号 N<sub>ZE</sub>
1 1.210 21 1.334 41 1.979
2 1.561 22 2.667 42 0.476
3 1.088 23 3.025 43 0.899
4 0.776 24 0.732 44 1.295
5 1.365 25 2.311 45 1.197
6 1.848 26 1.098 46 1.218
7 1.397 27 0.707 47 0.842
8 0.727 28 2.025 48 1.022
9 2.062 29 1.080 49 0.813
10 1.033 30 1.185 50 0.868
11 1.913 31 1.161 51 0.899
12 0.656 32 1.030 52 0.900
13 2.707 33 0.887 53 0.954
14 0.836 34 0.655 54 0.955
15 1.683 35 1.128
16 2.427 36 0.485
17 1.493 37 1.139
18 1.204 38 1.053
19 1.139 39 1.030
20 1.009 40 1.391
步骤二、选择实际应用的4个当量损伤模型，逐个利用当量损伤模型将基准谱中各级载荷循环变换为脉动循环，构建当量损伤模型组。
2.1按等损伤计算公式Oding公式计算每级载荷循环对应的脉动循环。
其中(Gmax)Oi为脉动循环的最大过载，(ΔG)i＝(Gmax)i-(Gmin)i为每级载荷增量，(Gmax)i为每级载荷最大过载，(Gmin)i为每级载荷最小过载，Ri为应力比。
2.2按等寿命变换曲线中的Soderberg公式计算每级载荷循环对应的脉动循环。
其中Gxz为飞机实际使用可能遇到的最大过载，即限制载荷对应的过载，Ri为应力比。
2.3按等寿命变换曲线中的Goodman公式计算每级载荷循环对应的脉动循环。
其中Gjx为飞机设计载荷对应的过载，Ri为应力比。
2.4按等寿命变换曲线中的Gerber公式计算每级载荷循环对应的脉动循环。
其中，A、B、C’系数分别为
步骤三、将上一步中当量损伤模型组的每一个损伤模型得到的基准谱的重心谱代入当量损伤计算公式
分别计算不同当量脉动循环(ΔG)i下以及不同m值时，大于(ΔG)i和小于(ΔG)i的所有载荷循环所引起的当量损伤，其中(Gmax)Oi为脉动循环的最大过载，m为损伤指数，n为载荷谱中载荷循环数；
步骤四、在步骤三基础上，取载荷谱中损伤居中的一级载荷(ΔG*，R*)，其当量脉动过载为即谱中所有过载循环中大于和小于的ΔGOi对应的当量损伤累积之和基本相同，计算可得到该级载荷循环作用下的寿命Nc所对应的当量损伤临界值为
由此得到损伤居中一级载荷对应的损伤指数m关系见图2所示。
步骤五、利用损伤等效原理，建立基准谱与等幅谱的等效关系；即寿命相当的条件下，损伤相当，即满足
Ah＝NfhBh
其中
Nfh为随机谱平均每飞行小时对应的等幅载荷循环数，TO为每个谱块的飞行小时。对任一关键部位指定的m值，该式严格成立。步骤二中4种当量损伤模型对应的m、Ah、Bh、Nfh见表2-表5所示。
表2 Oding公式对应的损伤指数、Ah、Bh和Nfh关系
m D B<sub>h</sub> A<sub>h</sub> N<sub>fh</sub>
3.5 109278.3 80.21 218.56 2.725
3.6 122014.9 90.92 244.03 2.684
3.7 136431.2 103.05 272.86 2.648
3.8 152764.7 116.80 305.53 2.616
3.9 171288.1 132.39 342.58 2.588
4 192315.0 150.06 384.63 2.563
4.1 216206.4 170.09 432.41 2.542
4.2 243377.7 192.79 486.76 2.525
4.3 274307.6 218.52 548.62 2.511
4.4 309547.8 247.68 619.10 2.500
4.5 349734.7 280.74 699.47 2.492
4.6 395602.8 318.21 791.21 2.486
4.7 448000.2 360.68 896.00 2.484
4.8 507906.9 408.81 1015.81 2.485
4.9 576455.9 463.38 1152.91 2.488
5 654957.7 525.22 1309.92 2.494
表3 Soderberg公式对应的损伤指数、Ah、Bh和Nfh关系
表4 Goodman公式对应的损伤指数、Ah、Bh和Nfh关系
m D B<sub>h</sub> A<sub>h</sub> N<sub>fh</sub>
3.5 88657.92 80.21 177.32 2.211
3.6 99238.34 90.92 198.48 2.183
3.7 111250.8 103.05 222.50 2.159
3.8 124902.8 116.80 249.81 2.139
3.9 140433 132.39 280.87 2.121
4 158117 150.06 316.23 2.107
4.1 178272.5 170.09 356.55 2.096
4.2 201266.5 192.79 402.53 2.088
4.3 227522.5 218.52 455.05 2.082
4.4 257530.4 247.68 515.06 2.080
4.5 291856.4 280.74 583.71 2.079
4.6 331155.9 318.21 662.31 2.081
4.7 376187.3 360.68 752.37 2.086
4.8 427829.3 408.81 855.66 2.093
4.9 487100.4 463.38 974.20 2.102
5 555181.2 525.22 1110.36 2.114
表5 Gerber公式对应的损伤指数、Ah、Bh和Nfh关系
步骤六、通过构造目标函数，确定m的值；
其中，构造目标函数SSE
m1为损伤指数的下限，m1＝3.5，mu为损伤指数的上限，mu＝5.0，Nfh为随机谱平均每飞行小时对应的等幅载荷循环数；Bh为损伤居中的一级载荷的当量损伤；Ah为基准谱的当量损伤。解出
由最小值条件按照数值解法，利用表2-表5数据可解出Nfh值
四种当量损伤计算公式得到的Nfh分别为2.55(Oding公式)、2.23(Soderberg公式)、2.12(Goodman公式)、1.55(Gerber公式)。将该Nfh代入m和Nfh对应关系图3，可直接查出损伤指数m，即综合考虑了多个关键部位的通用损伤指数m分别为4.03(Oding公式)、3.92(Soderberg公式)、3.95(Goodman公式)、m＝4.07(Gerber公式)。
步骤七、在步骤六确定损伤指数m的基础上，带入步骤二构建的当量损伤模型组，得到最优的当量损伤模型。以步骤一中的基准谱的原始损伤作为基准，与4种当量损伤计算方法得到的当量损伤进行分析、比较，误差对比情况见表6。选择四种公式中损伤与基准谱损伤误差最小的Goodman当量损伤公式作为单机寿命监控中当量损伤模型的计算公式，即完成当量损伤模型中损伤公式和损伤指数的确定。
表6四种等损伤折算与对应的基准谱总损伤对比
序号 等损伤折算公式 等损伤变换后总损伤 基准谱总损伤 相对误差
1 Oding变换 1.92315E+05 2.02641E+05 -5.1％
2 Goodman变换 1.58117E+05 1.56376E+05 1.1％
3 Soderberg变换 1.86056E+05 1.98007E+05 -6.0％
4 Gerber变换 1.31672E+05 1.22858E+05 7.2％

Claims (6)

1.一种当量损伤模型的确定方法，其特征在于，所述的当量损伤模型的确定方法包括以下步骤：
步骤一、以寿命已知的飞机疲劳定寿时的全机疲劳试验载荷谱作为基准谱；
步骤二、选择实际应用的N(大于等于2的自然数)个当量损伤模型，逐个利用当量损伤模型将基准谱中各级载荷循环变换为脉动循环，构建当量损伤模型组；
步骤三、将上一步中当量损伤模型组的每一个损伤模型得到的基准谱的重心谱代入当量损伤计算公式
分别计算不同当量脉动循环(ΔG)i下以及不同m值时，大于(ΔG)i和小于(ΔG)i的所有载荷循环所引起的当量损伤，其中(Gmax)Oi为脉动循环的最大过载，m为损伤指数，n为载荷谱中载荷循环数；
步骤四、在步骤三基础上，取载荷谱中损伤居中的一级载荷(ΔG*，R*)，其当量脉动过载为即谱中所有过载循环中大于和小于的ΔGOi对应的当量损伤累积之和基本相同，计算得到该级载荷循环作用下的寿命Nc所对应的当量损伤临界值为
步骤五、利用损伤等效原理，建立基准谱与等幅谱的等效关系；
步骤六、通过构造目标函数，确定m的值；
其中，构造目标函数SSE
m1为损伤指数的下限，mu为损伤指数的上限，Nfh为随机谱平均每飞行小时对应的等幅载荷循环数；Bh为损伤居中的一级载荷的当量损伤；Ah为基准谱的当量损伤；
步骤七、在步骤六确定损伤指数m的基础上，带入步骤二构建的当量损伤模型组，得到最优的当量损伤模型。
2.根据权利要求1所述的当量损伤模型的确定方法，其特征在于，所述的步骤五具体为：
建立载荷循环与随机谱的等效关系，即寿命相当的条件下，损伤相当，即满足Ah＝NfhBh其中
Nfh为随机谱平均每飞行小时对应的等幅载荷循环数，T0为每个谱块的飞行小时，对任一关键部位指定的m值，该式严格成立。
3.根据权利要求1所述的当量损伤模型的确定方法，其特征在于，所述的步骤六中目标函数SSE中确定m值的具体方法为：
由最小值条件可解出Nfh值：
并得到Nfh对应的m值，即综合考虑了多个关键部位的通用损伤指数m值。
4.根据权利要求1所述的当量损伤模型的确定方法，其特征在于，所述的步骤七具体为：
在步骤六确定损伤指数m的基础上，以步骤一中的基准谱的原始损伤作为基准，与步骤二中构建的当量损伤模型组中各当量损伤模型计算方法得到的当量损伤进行分析、比较，选择其中损伤与基准谱损伤误差最小的作为单机寿命监控中当量损伤模型的计算公式。
5.根据权利要求1所述的当量损伤模型的确定方法，其特征在于，所述的步骤二中的N为大于等于2的自然数。
6.根据权利要求1所述的当量损伤模型的确定方法，其特征在于，所述的步骤二中的当量损伤模型还包括如下模型：
按等寿命变换曲线中的Gerber公式计算每级载荷循环对应的脉动循环，
其中，A′、B′、C′系数分别为
其中Gjx为飞机设计载荷对应的过载，Ri为应力比,(ΔG)i＝(Gmax)i-(Gmin)i为每级载荷增量，(Gmax)i为每级载荷最大过载，(Gmin)i为每级载荷最小过载。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110489914A (zh) * 2019-08-27 2019-11-22 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种基于应力损伤等效的耐久性计算方法
CN112067261A (zh) * 2019-05-24 2020-12-11 上海汽车集团股份有限公司 一种载荷谱的获取方法及系统

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2011101306A1 (en) * 2010-02-17 2011-08-25 Dinamic Oil S.P.A. Method for testing the life-time of gear drives and the like
CN103530486A (zh) * 2013-11-05 2014-01-22 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机螺栓的疲劳寿命设计方法
EP2725337A1 (en) * 2012-10-24 2014-04-30 Eurocopter Deutschland GmbH Fatigue management system and method of operating such a fatigue management system
CN103983467A (zh) * 2014-05-12 2014-08-13 中国人民解放军空军工程大学 一种基于服役状态的单机服役使用寿命监控方法
CN104021291A (zh) * 2014-06-06 2014-09-03 中国人民解放军空军工程大学 老龄飞机疲劳延寿试验周期的确定方法
CN104458236A (zh) * 2014-12-01 2015-03-25 中国北方发动机研究所(天津) 一种增压器涡轮心部强度加速试验验证方法
CN106407578A (zh) * 2016-09-27 2017-02-15 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种基于人工神经网络技术的飞机平尾寿命监控方法
CN106556501A (zh) * 2016-11-21 2017-04-05 上海航天精密机械研究所 基于疲劳损伤等效分析的多轴振动试验条件裁剪方法
CN107103140A (zh) * 2017-04-28 2017-08-29 电子科技大学 一种基于双线性累积损伤的时变疲劳可靠性分析方法
US20170293712A1 (en) * 2016-04-11 2017-10-12 Airbus Helicopters Deutschland GmbH Probabilistic load and damage modeling for fatigue life management
CN108108530A (zh) * 2017-12-01 2018-06-01 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种适用于结构连接件的疲劳寿命校准方法

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2011101306A1 (en) * 2010-02-17 2011-08-25 Dinamic Oil S.P.A. Method for testing the life-time of gear drives and the like
EP2725337A1 (en) * 2012-10-24 2014-04-30 Eurocopter Deutschland GmbH Fatigue management system and method of operating such a fatigue management system
CN103530486A (zh) * 2013-11-05 2014-01-22 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机螺栓的疲劳寿命设计方法
CN103983467A (zh) * 2014-05-12 2014-08-13 中国人民解放军空军工程大学 一种基于服役状态的单机服役使用寿命监控方法
CN104021291A (zh) * 2014-06-06 2014-09-03 中国人民解放军空军工程大学 老龄飞机疲劳延寿试验周期的确定方法
CN104458236A (zh) * 2014-12-01 2015-03-25 中国北方发动机研究所(天津) 一种增压器涡轮心部强度加速试验验证方法
US20170293712A1 (en) * 2016-04-11 2017-10-12 Airbus Helicopters Deutschland GmbH Probabilistic load and damage modeling for fatigue life management
CN106407578A (zh) * 2016-09-27 2017-02-15 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种基于人工神经网络技术的飞机平尾寿命监控方法
CN106556501A (zh) * 2016-11-21 2017-04-05 上海航天精密机械研究所 基于疲劳损伤等效分析的多轴振动试验条件裁剪方法
CN107103140A (zh) * 2017-04-28 2017-08-29 电子科技大学 一种基于双线性累积损伤的时变疲劳可靠性分析方法
CN108108530A (zh) * 2017-12-01 2018-06-01 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种适用于结构连接件的疲劳寿命校准方法

Non-Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
FU, XJ: "Prediction of fatigue life with an equivalent damage model", 《ENGINEERING FRACTURE MECHANICS》 *
XUNYAO HU 等: "Study on accelerated life testing method for air turbine starter", 《2016 IEEE INTERNATIONAL CONFERENCE ON AIRCRAFT UTILITY SYSTEMS (AUS)》 *
何宇廷等: "试验与服役数据融合的飞机结构安全寿命分析", 《空军工程大学学报(自然科学版)》 *
李兆远 等: "运用DFR方法对军机起落架相关结构的寿命研究", 《飞机设计》 *
田丁栓 等: "飞机疲劳载荷谱代表起落选取方法研究", 《航空学报》 *
辛志东: "某型飞机结构连接件日历寿命研究", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技II辑》 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112067261A (zh) * 2019-05-24 2020-12-11 上海汽车集团股份有限公司 一种载荷谱的获取方法及系统
CN110489914A (zh) * 2019-08-27 2019-11-22 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种基于应力损伤等效的耐久性计算方法
CN110489914B (zh) * 2019-08-27 2023-01-17 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种基于应力损伤等效的耐久性计算方法

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